Седов Л.И. Механика сплошной среды, Т. 2 (1119110), страница 26
Текст из файла (страница 26)
56), вследствие этого коэффициент эжекции к обращается в нуль, происходит явление запираиия эжектора. На режиме аапирания эжекция отсутствует, Явление запирания исключает возможность реализации некоторых режимов смешения в цилиндрической камере, которые можно получить расчетом по уравнениям (9.22) — (9.25). На практике критические режимы смешения в эжекторе являются наивыгоднейшими, так как они соответствуют максимальным коэффициентам эжекции и минимальныы потерям из-за наименьшей разности скоростей в смешиваемых струях. т 9.
Основные агрегаты гвдродннамнчоскнх машин 121 Прнмене1ше ажекторов Рнс. 57. Схема аародннамнчаской трубы с ажектором: 1 — баллон со сжатым воадухом, 2— ажактор, 8 — рабочая часть трубы. В рабочую часть сверхзвуковых труб подается сжатый и сильно подогретый воздух с большими давлением и температурой торможения, соответствующими по условиям полного или частичного подобия большим скоростям полета. При больших значениях числа М в рабочей части трубы при дальнейшем торможении потока неизбежны большие потери полного давления.
С помощью диффузоров и эжектора, действуаощего как компрессор или эксгаустер, с использованием запаса сяаатого воздуха в баллонах, в аэродинамической трубе обеспечивается требуемый поток воздуха (рис. 57). Эжекторы применяются для дополнительного исяользования энергии реактивной струи, смешиваемой с эасасываемым атмосферным воздухом. На входе и внутри специальной камеры смешения создаются благоприятные распределения давлений, способствующие увеличению тяги. Однако наряду с тягой, развивающейся на входе и внутри дополнительно присоединя- Так же как и в случае условий на скачках, решение системы уравнений (9.22) — (9.25) при смешении совершенного газа двузначно.
Одно из решений соответствует дозвуковому, а другое— сверхзвуковому режиму течения смеси на выходе из камеры. Отбор требуемого решения связан с анализом потока в камере смешения. Мояшо показать, что осуществляеыый режим истечения на выходе иэ камеры смешения определяется в значительной степени условиями в сечении запирания. Эжектор представляет собой простое и удобное для применений устройство, широко используемое на практике. Например, эжекторы применяются в аэродинамических трубах для засасывания потока воздуха на выходе из трубы. Эжекторы часто употребляются в сверхзвуковых трубах, действующих на выхлоп в атмосферу и рассчитанных на болыпие аначения числа Маха. 122 Гл. т'11!.
Гидромехаиика емого зжектора, при этом появляется дополнительное сопротивление на внешних поверхностях системы эжектора. Это и некоторые другие обстоятельства ограничивают области применения эжекторов для увеличения тяги. Эжекторы используются также как насосы для создания глубокого вакуума. Например, с помощью эжекторов, работающих на парах ртути, можно получать разрежения порядка миллионных долей атмосферы. Эжекторы птироко используются во многих системах добычи и транспортировки по трубам различных газов. 5 10. Основные элементы теории реактивной тяги Классическим типом реактивного двигателя является ракетный двигатель.
Рассмотрим неяодвижное тело или тело, Ракетный двигатель движущееся поступательно с постоянной скоростью. Пусть в теле есть камера — полость, в которой имеется или образуется при горении из запаса веществ, входящих в состав массы тела (обычно твердое или жидкое топливо), Рис. 58.
Схема ракетного двигателя. сжатый газ с давлением торможения р* и температурой торможения Т*. Допустим, что сжатый газ вытекает из камеры через специальпое сопло во внешнее по отношению к телу пространство, в котором имеется давление ре ( ре (рис. 58). Если отношение ре/ре = 1, то на выходе из сопла скорость истечения дозвуковая; если руре )) 1, то возникнет сверхзвуковая струя (при применении сопла Лаваля). Обозначим через Ь" площадь сечения на выходе газовой струи из тела во внешнее пространство. Если скорость истечения газа относительно тела дозвуковая, то на выходе в однородной (по предположению одномерной теории) струе давление будет равно внешнему давлению ре.
Если сопло представляет собой расчетное золло Лаваля, то давление в сверхзвуковой струе на выходе тоже равно р,. Поток газа в сопле Лаваля может достигать сверхзвуковых скоростей за критическим сечением и затем внутри сопла Лаваля переходить в дозвуковое движение через систему скачков уплотнения. В этом случае на срезе сопла (в рамках одномерной теории) в истекающей дозвуковой 1 гО. Осиовиые элементы теории реактввиой тяги 123 струе также будет образовываться давление, равное внешнему давлению р,.
При чисто сверхзвуковом нерасчетном истечении давление в струе р' на площади Я будет получаться не равным р„; если р') ре, то имеем недорасширенное сопло, если р' ~ Р, — перерасширенное. В одномерной теории можно принять, что вектор относительной скорости истечения газа на выходе из сопла тг постоянен по сечению Я и перпендикулярен к нему. Рассмотрим общую силу, действующую на тело по поверхности Х, состоящей из стенок сопла и границы камеры сгорания, со стороны движущегося газа, и по внешней поверхности тела Хе от РаспРеделенного по ней постоЯнного давлениЯ Ро.
Определим силу тяги В ракетного двигателя как сумму поверхностных сил, действующих на тело по поверхности Х + Хо. Так как — ~ Репко = ~ Репйа = Ребп, и, Б то для силы тяги В (см. определение (8.1)) верна формула В = — ~р„дт — ~ Репгг- = — ~р„гЬ+ро$п, (10.1) в Ев Е где и — единичный вектор внешней нормали к Я, параллельный вектору скорости истечения. Для вычисления силы тяги применим уравнение количества движения к движущейся относительно тела массе газа, ограниченной замкнутой контрольной поверхностью, состоящей из поверхности Х и сечения сопла на выходе Я.
Предполагая движение относительно двигателя ракеты установившимся и пренебрегая массовыми силами, напишем рггу„Ыо = ~ Р„Ы5 — ~ Р м<го. (10.2) вч-и в 3 Так как и„= 0 на твердых границах, то, пренебрегая малым количеством движения поступающих в камеру сгорания в жидком или твердом виде с большой плотностью компонент горючего, из (10.1) и (10.2) найдем основную формулу для тяги ракетного двигателя:  — ИР Ре) о + Рв о) и Знак минус перед скобкой показывает, что при положительном значении выражения в скобках вектор В направлен против направления внешней нормали и к Я и, следовательно, действительно имеется тяга.
Гл. У П1. Гидромеханика В частности, если режим истечения расчелгимй, то для величины тяги верна очень простая формула: Л = рнер = Сн, где 6 = риЯ вЂ” расход газа червя сопло. Покажем, что при ааданном расходе, коМаиеимальность тяги раеторыи олредвляется полностью площадью сечения горла сопла, тяга расчетного сопла имеет максимальное значение. Рассмотрим разницу в тяге при истечении на различных режимах.
На рис. 59 я латин екге Рнс. 59. Схема сечений иа выходе иа сопла прн различных режимах нстеченпя. схематически показаны сечении сопла, соответствующие различным режимам истечения. Из общей формулы (10.1) следует, что, если не учитывать сил тренин по поверхности сопла, то при недорасптирении нвдобирается часть тяги ЛЛ, представляемая интегралом по участку АВ: ЛЛ = — ~ (р — ре) соз (тгх) еЬ) О, Ав так как р) ре, соз (пх) с" 0 на АВ. При перерасширении тяга получает отрицательное приращение ЛЛ ЛЛ = — ~ (р — р,) соз(пх) Ыс"' О, ьс так как р ..
р„соз(тех) . 0 на ВС. Отсюда следует, что расчетное сопло теоретически наиболее выгодное. Однако на практике в ракетных двигателях, предназначенных для работы на болыпих высотах (и тем более в космическом пространстве), невозможно обеспечить расчетные режимы истечения газа из сопла, так как требуемая для этого площадь выходного сечения оказывается чрезмерно большой. Например, при давлении внутри камеры сгорания р* = 100 н)7аче $10. Основные элементы теорвв реактивной тяги 12б н высоте полета 30 лм (ре = 0,01 кГ!смэ) площадь выходного сечения должна быть примерно в 500 раз больше критического, а при ре-э- 0 Я/Яэр -э- ао.
Поэтому сопла ракетных двигателей работают, как правило, на режимах недорасширения. Обозначим через Т'е и р'* температуру темпера'ура терпеж~ля и давление торможения в газовом потоке продуктов гореквя в теплота реакции на срезе сопла ракетного двигателя. Рассмотрим газ горячей реактивной струи как совершенный и обозначим через 1'е его полное удельное теплосодержание. Если пренебречь небольшой теплоотдачей через стенки камеры сгорания и сопла, то можно написать (10.4) Г = сгт' = )г = )э+Ь. Здесь с„— средняя теплоемкость при постоянном давлении продуктов горения; )г — полное удельное теплосодержание при исходной начальной температуре композиции топливных компонент, подаваемых в камеру сгорания '); ь — полное теплосодержание при той же начальной температуре продуктов химической реакции (соответственно при полном или неполном сгорании, в зависимости от организации процесса горения); Й вЂ” соответствутощая теплота реакции, рассчитанная на единицу массы газа, истекающего через сопло').
Теплосодержание, так яге как и внутреннюю энергию, для данной системы компонент топлива и, соответственно, продуктов горения можно рассматривать с точностью до аддитивной постоянной. Использование для газа (продуктов реакции) фоРмУлы 1е = сгТ*, где Те — темпеРатУРа адиабатического торможения, связано с определенным фиксированием этой аддитнвной постоянной. Величины 1,' и й — основные химические характеристики применяемых топлив; эти величины существенно зависят от весового отношения компонент топлива, поступающего в камеру сгорания двигателя, и от полноты сгорания э), обусловленной процессами испарения, смегпения и, вообще говоря, свойствами кинетики химических реакций. В зависимости от состава топлива величину 1~" можно рассчитать по опытным г) В полном теплосодержавкя; доля кинетической энергии комповевт топлива, поступающего в камеру сгорания, ничтожна я на практике мевьже 10 э части ог Ь.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
